TUGAS AKHIR STUDI WINGLET NACA 2409 MENGGUNAKAN COMPUTATIONAL FLUID DYNAMIC (CFD) Disusun Sebagai Syarat Untuk Mencapai Gelar Sarjana Teknik Jurusan Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Muhammadiyah Surakarta Disusun oleh: Alif Komarudin NIM : D200110134 JURUSAN TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNIK UNIVERSITAS MUHAMMADIYAH SURAKARTA 2015 i
ii
iii
iv
v
MOTTO bermimpi& berangan-anganlah setinggi yang kita mau, karna mimpi & angan-angan kita adalah awal dari rencana hidup kita, rencana hidup kita adalah salah satu usaha kita, berusaha dan berdo a adalah kewajiban setiap manusia, maka bermimpi & berangan-anganlah setinggi yang kita mau. Yakinlah, bahwa di setiap kerja keras kita hari ini, akan membuat kita tersenyum manis di suatu hari nanti, karna ALLAH SWT MAHA ADIL vi
HALAMAN PERSEMBAHAN Dengan penuh harap ridho Allah SWT, teriring perasaan syukur dan sabar yang mendalam serta penghargaan yang tinggi, setelah melewati berbagai ujian dalam perjuangan yang tak kenal lelah, Saya mempersembahkan Tugas Akhir ini kepada : Bapak dan Ibu yang dengan segala kasih sayang, kesabaran, keikhlasan dan pengorbanannya yang senantiasa membimbing dan mendo akanku. Tri Hartanto, Edy Nugroho, Herlambang Putra Jawi, yang selalu membantu dalam segala hal baik moril maupun materiel. Sahabatku (teman-teman angkatan 2011 teknik mesin yang selalu kompak, dan saling menyemangati ) Almamater ( Universitas Muhammadiyah Surakarta ) Dosen Universitas Muhammadiyah Surakarta Teknik Mesin yang telah membimbing saya didalam perkuliahan. Bapak Dosen pembimbing akedemik Moh. Alfatih Hendrawan, MT. Bapak Dosen pembimbing satu tugas akhir Ir. Sarjito, MT., Ph.D.dan Bapak Dosen pembimbing dua tugas akhir Ir. Sunardi Wiyono, MT saya berterima kasih atas pengarahan dan bimbingannya yang telah banyak saya terima selama berada di Universitas Muhammadiyah Surakarta. vii
KATA PENGANTAR Segala puji syukur ke hadirat Allah SWT atas segala rahmat dan karunia- Nya yang telah terlimpahkan kepada penulis, sehingga Tugas Akhir ini dapat terselesaikan dengan baik. Adapun Tugas Akhir ini disusun untuk memenuhi persyaratan Sidang Sarjana S-1 pada Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknik Universitas Muhammadiyah Surakarta. Dalam penyusunan Tugas Akhir ini, penulis banyak mendapat bantuan dari berbagai pihak, pada kesempatan ini, penulis dengan penuh keikhlasan hati ingin menyampaikan terima kasih kepada : 1. Bapak Ir. Sri Sunarjono MT. Ph.D selaku Dekan Fakultas Teknik Universitas Muhammadiyah Surakarta. 2. Bapak Tri Widodo BR. ST. MSc., Ph.Dselaku Ketua Jurusan Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Muhammadiyah Surakarta. 3. Bapak Ir. Sarjito, MT., Ph.D. selaku Dosen Pembimbing I yang telah membimbing, mengarahkan, memberi petunjuk dalam penyusunan Tugas Akhir ini 4. Bapak Ir. Sunardi Wiyono, MT selaku Dosen Pembimbing II yang telah meluangkan waktunya untuk memberikan bimbingan dan arahannya. 5. Bapak Moh. Alfatih Hendrawan, MT. selaku Pembimbing Akademik. 6. Dosen jurusan Teknik Mesin beserta Staf Tata Usaha Fakultas Teknik 7. Bapak tercinta yang telah memberikan kasih sayang, mendidik dan membesarkan penulis. 8. Ibu tercinta dan teristimewa yang senantiasa mencintai, menyayangi, memberikan dukungan dan mendo akan penulis dalam menyelesaikan Tugas Akhir. 9. Teman angkatan 2011 yang sudah banyak membantu saya dan mendukung saya dalam perkuliahan selama di Universitas Muhammadiyah Surakarta. viii
Akhir kata, penulis mohon maaf sebelum dan sesudahnya, jika sekiranya terdapat kesalahan dan kekurangan dalam penulisan Tugas Akhir ini, yang disebabkan adanya keterbatasan-keterbatasan antara lain waktu, dana, literatur yang ada, dan pengetahuan yang penulis miliki. Harapan penulis semoga laporan ini bermanfaat untuk pembaca. Tugas Akhir ini semoga dapat bermanfaat khususnya bagi penulis dan pihak lain yang membutuhkan, Amin ya Robbaallamin. Surakarta, Oktober 2015 Alif Komarudin ix
ABSTRAKSI Di masa lalu penelitian untuk mengetahui peforma suatu benda aerodinamika harus melalui simulasi wind tunnel. Dalam hal ini pengujian menggunakan wind tunnel dari segi akurasi, seksi uji, dan biaya kurang efektif. Oleh sebab itu pada perkembangan teknologi guna memperoleh efektifitas dan akurasi hasil, seksi uji, serta biaya dikembangkan softwere pengganti simulasi wind tunnel, Softwere itu antara lain Ansys, SolidWork, dsb. Tujuan penelitian ini adalah mengetahui optimal winglet, hubungan antara ketinggian penerbangan terhadap performa coefisient lift (C L ) dan coefisient drag (C D ), distribusi tekanan sertakecepatan pada winglet. Dalam studi penelitian ini dijelaskan hubungan kinerja winglet NACA 2409 pada ketinggian penerbangan 2 km, 4 km, 6 km, 8 km, 10 km, 12 km, 14 km, 16 km, 18 km, 20 km, 24 km, 28 km, 30 km, 32 km terutama hubungan C L dan C D secara komputasi. Percobaan diawali dengan pembuatan model winglet menggunakan SolidWorks, setelah itu meshing dan proses perhitungan yang dilakukan software Ansys-CFD. Analisa meliputi distribusi tekanan dan kecepatan. Hasil penilitian menujukan bahwa kenaikan ketinggian penerbangan dikuti perubahan beberapa hal. Hal tersebut adalah tekanan, suhu, densitas, serta gaya angkat dan gaya hambat. hasil yang diperoleh yang tertinggi pada ketinggian 20 km dengan presurre 5529 Pa, densitas 0,0889 kg.m -3, suhu 216,6 K mendapatkan koefisien lift ( C L ) sebesar 0,921626346 serta koefisien Drag ( C D ) sebesar 0,053. Hasil terendah pada ketinggian 32 km dengan pressure 889 Pa, densitas 0,0889 kg.m -3, suhu 228,5 K mendapatkan koefisien lift ( C L ) sebesar 0,5266 serta koefisien Drag ( C D ) sebesar 0,0385. Kata kunci : winglet, NACA, Ketinggian, C L, C D x
DAFTAR ISI Halaman Judul... i Pernyataan Keaslian Skripsi... ii Halaman Persetujuan... iii Halaman Pengesahan... iv Lebar Soal Tugas Akhir... v Halaman Motto... vi Halaman Persembahan... vii Kata Pengantar.. viii Abstraksi... x Daftar Isi... xi Daftar Gambar xiv Daftar Tabel... xvii BAB I PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang... 1 1.2 Perumusan Masalah... 2 1.3 Batasan Masalah... 3 1.4 Tujuan penilitian... 4 1.5 Sistematika Penulisan... 4 BAB II KAJIAN PUSTAKA DAN DASAR TEORI 2.1 Tinjuan Pustaka... 6 2.2 Landasan Teori... 9 2.3 Karakteristik Aliran Fluida... 12 2.5 Konsep Dasar Aliran Fluida... 13 2.5 Koefisien Lift dan Drag... 18 2.6 Kurva Lift... 19 2.7 Atmosfir... 21 xi
2.8 Winglet... 23 2.9 Computational Fluid Dynamic (CFD)... 24 BAB III METODE PENELITIAN 3.2 Diagram Alir Penelitian... 29 3.2 Langkah Langkah simulasi winglet NACA 2409 dengan computatin fuid dynamic ( CFD )... 30 3.2.1 Pembuatan Geometry dan proses meshing... 31 3.2.2 Pre processor... 37 3.2.3 Solver Manager... 40 3.2.4 Post processor... 41 BAB IV PEMBAHASAN DAN ANALISA DATA 4.1. Verifikasi Software dan Validasi Data... 43 4.2 Studi Optimasi Sudut cant dan Sudut Serang pada winglet NACA 2409 model Wingtip Fance... 45 4.2.1 Optimasi Sudut cant... 45 4.2.2 Optiamsi Sudut Serang... 47 4.3 Studi winglet NACA 2409 model Wingtip Fance dengan sudut cant 34 0 dan sudut serang 12 0 Hubungan Perubahan Ketinggian Terhadap Koefisien Lift ( C L ) Dan Koefisien Drag ( C D )... 48 4.4 Studi visualisasi winglet NACA 2409 model Wingtip Fance dengan sudut cant 34 0 dan sudut serang 12 0... 52 4.4,1 Visualisasi pressure saat ketinggian 12 km... 52 4.4.2 Visualisasi pressure saat ketinggian 14 km... 53 4.4.3 Visualisasi pressure saat ketinggian 16 km... 54 4.4.4 Visualisasi pressure saat ketinggian 18 km... 55 4.4.5 Visualisasi pressure saat ketinggian 20 km... 56 xii
4.4.6 Visualisasi Velocity saat ketinggian 12 km... 57 4.4.7 Visualisasi Velocity saat ketinggian 14 km... 58 4.4.8 Visualisasi Velocity saat ketinggian 16 km... 59 4.4.9 Visualisasi Velocity saat ketinggian 18 km... 60 4.4,10 Visualisasi Velocity saat ketinggian 20 km... 61 BAB V PENUTUP 5.1 Kesimpulan... 63 5.2 Saran... 64 DAFTAR PUSTAKA LAMPIRAN xiii
DAFTAR GAMBAR Gambar 2.1 Bentuk,bagian dan geometri sebuah airfoil... 9 Gambar 2.2 Jenis jenis Aliran fluida... 13 Gambar 2.3 Lapisan batas dalam sebuah plat datar... 16 Gambar 2.4 Separasi Aliran pada benda bulat... 17 Gambar 2.5 Gaya-gaya pada airfoil... 19 Gambar 2.6 Kurva lift... 19 Gambar 2.7 Pembagian atmosfir... 21 Gambar 2.8 Macam macam winglet... 23 Gambar 3.1 Diagram Alir Penelitian... 29 Gambar 3.2 Diagram Alir Simulasi... 30 Gambar 3.3 Desain Winglet untuk simulasi... 32 Gambar 3.4 Prototipe Winglet... 32 Gambar 3.5 Hasil impor pada producing geometry... 33 Gambar 3.6 Computational Domain... 34 Gambar 3.7 Hasil proses meshing... 35 Gambar 3.8 Inflation Boundary Layer... 37 Gambar 3.9 Pengaturan property domain... 38 Gambar 3.10 Letak kondisi batas untuk domain komputasi... 38 Gambar 3.11 Kontrol solver padakondisisteady danunsteady/transient.. 41 Gambar 3.12 function calculator hasil simulasi dengan software CFXpost... 42 xiv
Gambar 4.1 Diagram hubungan antara sudut serang terhadap coefisient lift pada winglet NACA 2409 model Wingtip Fance dengan sudut cant 45 0... 44 Gambar 4.2 Diagram Optiamsi sudut cant pada winglet NACA 2409 model Wingtip Fance... 46 Gambar 4.3 Diagram hubungan antara sudut serang pada simulasi winglet cant 34 0... 47 Gambar 4.4 Diagram hubungan antara ketinggian penerbangan terhadap koefisien Lift ( C L )... 50 Gambar 4.5 Diagram hubungan antara ketinggian penerbangan terhadap koefisien Drag ( C D )... 51 Gambar 4.6 Visualisasi pressure saat ketingggian 12 km... 52 Gambar 4.7 Visualisasi pressure saat ketingggian 14 km... 53 Gambar 4.8Visualisasi pressure saat ketingggian 16 km... 54 Gambar 4.9 Visualisasi pressure saat ketingggian 18 km... 55 Gambar 4.10 Visualisasi pressure saat ketingggian 20 km... 56 Gambar 4.11 Visualisasi pressure saat ketingggian 12 km... 57 Gambar 4.12Visualisasi velocity saat ketingggian 14 km... 58 Gambar 4.13 Visualisasi velocity saat ketingggian 16 km... 59 Gambar 4.14 Visualisasi velocity saat ketingggian 18 km... 60 Gambar 4.15 Visualisasi velocity saat ketingggian 20 km... 61 xv
DAFTAR TABEL Tabel 3.1 Kondisi batas meshing... 35 Tabel 3.2 Hasil proses meshing winglet Naca 2409... 35 Tabel 3.3 Pengaturan inflation pada mesh... 36 Table 3.4 Kondisi batas untuk kondisi simulasi steady state... 40 Tabel 4.1 nilai kondisi lingkungan simulasi... 43 Tabel 4.2 Data hasil validasi... 45 Tabel 4.3 Standart Internasional Atmosphere ( SIA )... 49 xvi